ES2729104T3

ES2729104T3 - Relaunching beams for rudder and elevator applications

Info

Publication number: ES2729104T3
Application number: ES14903033T
Authority: ES
Inventors: David Reusch
Original assignee: Boeing Co
Current assignee: Boeing Co
Priority date: 2014-09-29
Filing date: 2014-09-29
Publication date: 2019-10-30
Anticipated expiration: 2034-09-29
Also published as: US10364015B2; JP6441467B2; US20170217563A1; EP3201075A1; CN107074342B; EP3201075B1; CN107074342A; JP2017529276A; EP3201075A4; WO2016053259A1; US10647405B2; US20190322348A1

Abstract

Una superficie de control aerodinámico que comprende: un larguero (16) que se extiende desde una placa (18) de extremo a una estructura (19) de tapa, una banda (32) de dicho larguero que se extiende desde la placa de extremo a través de una primera región (34) y que tiene un relanzamiento doblado en los puntos de inflexión para proporcionar una segunda región (52) que tiene un desplazamiento adicional de acordamiento desde un borde delantero; al menos uno de una pluralidad de acoples (26a-261) o una pluralidad de nervaduras (14a - 14f) ubicadas sustancialmente adyacentes a cada punto de inflexión, dicha banda que soporta acoples asociados adyacentes o nervaduras.An aerodynamic control surface comprising: a stringer (16) extending from an end plate (18) to a cover structure (19), a band (32) of said stringer extending from the end plate to through a first region (34) and having a re-bend bent at inflection points to provide a second region (52) that has an additional chord offset from a leading edge; at least one of a plurality of couplings (26a-261) or a plurality of ribs (14a-14f) located substantially adjacent to each inflection point, said band supporting adjacent associated couplings or ribs.

Description

DESCRIPCIÓNDESCRIPTION

Largueros de relanzamiento para aplicaciones de timón y elevadorRelaunching beams for rudder and elevator applications

Información de antecedentesBackground Information

CampoCountryside

Las realizaciones de la divulgación se refieren en general al campo de los sistemas estructurales para aeronaves y más particularmente, a largueros que tienen bandas desplazadas para acomodar acoples u otras limitaciones estructurales dentro de diseños de cuerdas de bajo perfil.The embodiments of the disclosure generally refer to the field of structural systems for aircraft and more particularly, to stringers that have shifted bands to accommodate couplings or other structural limitations within low profile rope designs.

AntecedentesBackground

El uso generalizado de sistemas estructurales compuestos con su alta resistencia asociada en aeronaves ha permitido la adaptación de secciones transversales muy delgadas en superficies aerodinámicas con largueros y otra estructura que tiene una profundidad reducida. Sin embargo, en muchos casos, los acoples estructurales, las limitaciones de unión u otros requisitos son difíciles de ajustar dentro de las secciones delgadas. En superficies accionadas con alta carga, pueden requerirse brazos de momento excesivos si los acoples se colocan en una disposición estructural estándar dentro de las secciones delgadas. Además, por lo general es ventajoso ubicar el larguero lo más cerca posible de la línea de la bisagra. Esto crea desafíos cuando se intenta ubicar los acoples y mantener un espacio adecuado para las juntas.The widespread use of composite structural systems with their associated high resistance in aircraft has allowed the adaptation of very thin cross sections on aerodynamic surfaces with stringers and other structure that has a reduced depth. However, in many cases, structural couplings, joint limitations or other requirements are difficult to adjust within thin sections. On high load driven surfaces, excessive moment arms may be required if the couplings are placed in a standard structural arrangement within the thin sections. In addition, it is generally advantageous to locate the crossbar as close as possible to the hinge line. This creates challenges when trying to locate the couplings and maintain adequate space for the joints.

Por lo tanto, es deseable proporcionar un diseño estructural para los largueros utilizados en tales estructuras delgadas que permita más espacio para atornillar los acoples del accionador altamente cargados o para cumplir con los requisitos estructurales sin comprometer la junta del acople del accionador, comprometiendo la capacidad de reparación, moviendo el larguero dentro del diseño o, de lo contrario, agrava las compensaciones de la bisagra y las cargas de la bisagra, o la segmentación del larguero.Therefore, it is desirable to provide a structural design for the stringers used in such thin structures that allows more space to screw the highly loaded actuator couplings or to meet the structural requirements without compromising the actuator coupling gasket, compromising the ability to repair, moving the stringer within the design or, otherwise, aggravates the hinge offsets and the hinge loads, or the segmentation of the stringer.

El documento US 2,927,469 A muestra un mecanismo de accionamiento de la superficie de control b de la aeronave. SumarioUS 2,927,469 A shows a drive mechanism of the control surface b of the aircraft. Summary

Por lo tanto, se proporciona una superficie de control aerodinámico y un método de acuerdo con las reivindicaciones independientes. Cualquier ejemplo y realización de la descripción que no esté dentro del alcance de las reivindicaciones adjuntas no forman parte de la invención y se proporcionan solo con fines ilustrativos. De acuerdo con un ejemplo de la divulgación, se proporciona una estructura aerodinámica incorporada en una superficie de control aerodinámico de la aeronave. Un larguero se extiende a lo largo de la totalidad o al menos una porción de la superficie de control en una dirección y el larguero incluye una pluralidad de curvas a lo largo de la dirección de envergadura de la superficie de control.Therefore, an aerodynamic control surface and a method according to the independent claims are provided. Any example and embodiment of the description that is not within the scope of the appended claims are not part of the invention and are provided for illustrative purposes only. In accordance with an example of the disclosure, an aerodynamic structure incorporated into an aerodynamic control surface of the aircraft is provided. A beam extends along all or at least a portion of the control surface in one direction and the beam includes a plurality of curves along the wingspan of the control surface.

De acuerdo con otro ejemplo de la divulgación, se proporciona un método en donde se realiza una determinación de los requisitos de espacio adicional para los acoples del accionador u otros requisitos estructurales u operacionales. El desplazamiento del acordamiento de un relanzamiento de larguero correspondiente al requisito de espacio adicional se establece y se establece un perfil para la banda en el larguero con los puntos de inflexión apropiados, o puntos de ruptura, para lograr el relanzamiento necesario.According to another example of the disclosure, a method is provided in which a determination of the additional space requirements for actuator couplings or other structural or operational requirements is made. The displacement of the accordion of a stringer relaunch corresponding to the additional space requirement is established and a profile is established for the stringer band with the appropriate inflection points, or breakpoints, to achieve the necessary relaunch.

Breve descripción de los dibujosBrief description of the drawings

Las características y ventajas de las realizaciones divulgadas en el presente documento se entenderán mejor haciendo referencia a la siguiente descripción detallada cuando se considere en relación con los dibujos adjuntos, en donde: La figura 1 es una vista lateral de una realización de timón con un revestimiento del lado cercano retirado para exponer la estructura interna:The features and advantages of the embodiments disclosed herein will be better understood by referring to the following detailed description when considered in connection with the accompanying drawings, wherein: Figure 1 is a side view of a rudder embodiment with a liner. from the near side removed to expose the internal structure:

La figura 2A es una vista pictórica del larguero en la realización de la figura 1 con ángulos exagerados para mayor claridad;Figure 2A is a pictorial view of the crossbar in the embodiment of Figure 1 with exaggerated angles for clarity;

La figura 2B es una vista lateral del larguero con ángulos exagerados para mayor claridad;Figure 2B is a side view of the crossbar with exaggerated angles for clarity;

La figura 2C es una vista lateral detallada de una primera región del larguero que muestra un primera "relanzamiento" con ángulos exagerados para mayor claridad;Figure 2C is a detailed side view of a first region of the stringer showing a first "relaunch" with exaggerated angles for clarity;

La figura 2D es una vista lateral detallada de una segunda región del larguero que muestra un segundo relanzamiento con ángulos exagerados para mayor claridad;Figure 2D is a detailed side view of a second region of the stringer showing a second relaunch with exaggerated angles for clarity;

La figura 3 es una vista lateral del larguero, las nervaduras y los acoples de la realización de la figura 1; Figure 3 is a side view of the crossbar, ribs and couplings of the embodiment of Figure 1;

La figura 4A es una vista pictórica de una primera nervadura de ejemplo y acople adyacente a un punto de inflexión intermedio de la banda en el primer relanzamiento;Figure 4A is a pictorial view of a first example rib and coupling adjacent to an intermediate inflection point of the band at the first relaunch;

La figura 4B es una vista lateral del primer ejemplo de nervadura y acople;Figure 4B is a side view of the first example of rib and coupling;

La figura 5A es una vista pictórica de una segunda nervadura de ejemplo y acople adyacente a un punto de inflexión inferior del primer relanzamiento;Figure 5A is a pictorial view of a second example rib and coupling adjacent to a lower inflection point of the first relaunch;

La figura 5B es una vista lateral de la segunda nervadura de ejemplo y acople;Figure 5B is a side view of the second example and coupling rib;

La figura 6 es un diagrama de flujo de un método para la implementación de la realización descrita en este documento; Figure 6 is a flow chart of a method for implementing the embodiment described in this document;

La figura 7 es un diagrama de flujo de la producción de aeronaves y la metodología de servicio en la que se pueden emplear las presentes realizaciones; y,Figure 7 is a flow chart of aircraft production and service methodology in which the present embodiments can be used; Y,

La figura 8 es un diagrama de bloques de una aeronave que emplea las realizaciones.Figure 8 is a block diagram of an aircraft that employs the embodiments.

Descripción detalladaDetailed description

Para los fines de la descripción del presente documento, el alcance se refiere a la longitud de la superficie de control aerodinámico, la cuerda se refiere al ancho de la superficie de control desde un borde de ataque a un borde de fuga y la profundidad se refiere al grosor de la superficie de control en una combinación particular de alcance y cuerda. En la descripción de la colocación de los elementos, se pueden emplear términos de ubicación de envergadura o de acordamiento. Una realización de ejemplo de una superficie de control de aeronave emplea un larguero compuesto por un canal C convencional que tiene un "relanzamiento" (curvas) en varias ubicaciones, lo que permite optimizar el desplazamiento del acordamiento de la banda del larguero o, alternativamente, permite la optimización de la colocación del acordamiento del larguero a lo largo de todo el alcance del larguero. Las realizaciones descritas en este documento pueden emplearse específicamente en aplicaciones de timón o elevador y se describirán con respecto a una aplicación de timón. El larguero del timón incorpora una banda que se dobla en la dirección hacia adelante y en popa, con respecto a una orientación instalada, u orientación de instalación, en una aeronave, en una o más ubicaciones de envergaduras para proporcionar mayor espacio en las áreas de conexión a los accionadores que controlan las superficies móviles de control del timón. Esta disposición estructural permite que el larguero se coloque en la posición óptima en cada bisagra o acople del accionador a lo largo de todo el alcance del larguero.For the purposes of the description herein, the scope refers to the length of the aerodynamic control surface, the chord refers to the width of the control surface from an leading edge to a trailing edge and the depth refers to to the thickness of the control surface in a particular combination of reach and rope. In the description of the placement of the elements, terms of large location or agreement can be used. An exemplary embodiment of an aircraft control surface employs a stringer consisting of a conventional C-channel that has a "relaunch" (curves) in several locations, which allows optimizing the displacement of the stringer band accordion or, alternatively, It allows the optimization of the placement of the stringer agreement along the entire reach of the stringer. The embodiments described herein may be specifically employed in rudder or elevator applications and will be described with respect to a rudder application. The rudder beam incorporates a band that bends in the forward and aft direction, with respect to an installed orientation, or installation orientation, in an aircraft, in one or more wingspan locations to provide more space in the areas of connection to the actuators that control the mobile control surfaces of the helm. This structural arrangement allows the stringer to be placed in the optimum position on each hinge or coupling of the actuator along the entire reach of the stringer.

Con referencia a los dibujos, la figura 1 muestra un timón 10 con el revestimiento lateral cercana retirada para mostrar la estructura subyacente. El timón 10 se conecta a un estabilizador vertical en el avión en una línea 12 de bisagra. La estructura del timón incorpora una pluralidad de nervaduras 14a a 14f y un larguero 16 que se extiende en una dirección de envergadura desde una placa 18 exterior (hacia el interior con respecto al alcance del timón) a una estructura 19 (envergadura fuera de borda) de tapa superior. Los revestimientos 20 cubren la estructura del timón. Los revestimientos 20 pueden incorporar apilamientos 22, 24 laminados en las ubicaciones de las nervaduras y adyacentes al larguero. Los acoples 26a - 261 se emplean para acoplar elementos de bisagra o accionadores para el funcionamiento del timón 10, como se describirá con mayor detalle posteriormente. Se puede emplear una estructura similar en un elevador que emplea la realización descrita.Referring to the drawings, Figure 1 shows a rudder 10 with the nearby side liner removed to show the underlying structure. Rudder 10 is connected to a vertical stabilizer on the plane in a hinge line 12. The rudder structure incorporates a plurality of ribs 14a to 14f and a crossbar 16 extending in a direction of spread from an outer plate 18 (inward with respect to the rudder's reach) to a structure 19 (outboard span) top cover. The linings 20 cover the rudder structure. The linings 20 may incorporate laminated stacks 22, 24 at the locations of the ribs and adjacent to the crossbar. The couplings 26a-261 are used to couple hinge elements or actuators for the operation of the rudder 10, as will be described in greater detail below. A similar structure can be used in an elevator that employs the described embodiment.

Los detalles del larguero 16 se muestran en la figura 2A. En la realización de ejemplo, debido a los requisitos de tamaño de los accionadores para el timón 10, no se podría usar un larguero de banda lineal estándar a menos que se reubique a popa de un borde 27 delantero del timón para acomodar el tamaño del accionador, lo que introduciría acoples más largos para acomodar la línea de bisagra más espaciada del larguero y el aumento de peso que lo acompaña para adaptarse a los requisitos estructurales de dicha configuración. La presente realización incorpora un larguero sustancialmente en forma de "C" que tiene una brida 28 superior y una brida 30 inferior con una banda 32 que se extiende entre las bridas. Una primera región 34 del larguero se extiende desde una extensión 36 inferior hasta un primer punto 38 de inflexión. En el punto 38 de inflexión, se proporciona un primer relanzamiento en el larguero y la banda 32 se dobla a un ángulo en popa que se extiende para un primer incremento 40 a un segundo punto 42 de inflexión en el que la banda se dobla de nuevo sustancialmente paralela a la línea de bisagra de un segundo incremento 44. En un tercer punto 46 de inflexión, la banda se dobla para inclinar hacia delante un tercer incremento 48 que termina en un cuarto punto 50 de inflexión. Los incrementos primero, segundo y tercero forman una segunda región 52 del larguero. El relieve de popa de la segunda región 52 permite una importante longitud de acordamiento adicional en una región de conexión para el montaje de los acoples de fijación del accionador, como se describirá con mayor detalle posteriormente. Hacia arriba en el dibujo, la envergadura fuera de borda con respecto a la placa extrema, desde el cuarto punto de inflexión, el larguero incorpora una tercera región 54 que, de nuevo, es sustancialmente paralela a la línea de bisagra. Se proporciona un segundo relanzamiento en la realización de ejemplo que comienza más allá de fuera de borda en un quinto punto 56 de inflexión donde la banda 32 vuelve a formar un ángulo en popa para una cuarta región 58 que termina en la conexión a la estructura de la tapa.The details of the crossbar 16 are shown in Figure 2A. In the exemplary embodiment, due to the size requirements of the actuators for rudder 10, a standard linear stringer beam could not be used unless it is relocated aft of a leading edge 27 of the rudder to accommodate the size of the actuator , which would introduce longer couplings to accommodate the most spaced hinge line of the crossbar and the accompanying weight gain to adapt to the structural requirements of said configuration. The present embodiment incorporates a substantially "C" shaped member having an upper flange 28 and a lower flange 30 with a band 32 extending between the flanges. A first region 34 of the stringer extends from a lower extension 36 to a first inflection point 38. At the inflection point 38, a first relaunch is provided on the crossbar and the band 32 bends at an aft angle that extends for a first increment 40 to a second inflection point 42 in which the band bends again substantially parallel to the hinge line of a second increment 44. At a third inflection point 46, the band bends to lean forward a third increment 48 which ends at a fourth inflection point 50. The first, second and third increments form a second region 52 of the crossbar. The stern relief of the second region 52 allows a significant additional length of agreement in a connection region for mounting the actuator fixing couplings, as will be described in greater detail below. Upwards in the drawing, the outboard wingspan with respect to the end plate, from the fourth turning point, the stringer incorporates a third region 54 which, again, is substantially parallel to the hinge line. A second relaunch is provided in the exemplary embodiment that begins beyond outboard at a fifth inflection point 56 where the band 32 returns to form an aft angle for a fourth region 58 that ends at the connection to the structure of the lid

Las relaciones angulares de las 5 regiones (los ángulos se han exagerado para mayor claridad) se pueden ver en la vista lateral de la figura 2B sustancialmente perpendicular a la brida 28 y paralela a la banda 32. The angular relationships of the 5 regions (the angles have been exaggerated for clarity) can be seen in the side view of Figure 2B substantially perpendicular to the flange 28 and parallel to the band 32.

El primer relanzamiento, la segunda región 52 del larguero, se muestra en detalle en la figura 2C. Como se ve mejor en la figura 2C, el perfil de la brida 28 (y la brida 30 oculta en la vista de la figura 2C) puede modificarse para proporcionar una longitud del acordamiento adicional para la mejora estructural o para proporcionar cobertura para los acoples. Para la realización mostrada, la brida 28 se expande, para establecer un perfil expandido, entre los puntos 42, 46 segundo y tercero de inflexión formando el segundo incremento 44 del relanzamiento formando la segunda región 52 con la expansión extendiéndose parcialmente en los incrementos 40, 48 primero y tercero cerca de los puntos 42 y 46 de inflexión segundo y tercero. Las áreas 60a, 60b y 60c de expansión extendidas en las ubicaciones de los acoples 26d, 26f y 26h cumplen con los requisitos estructurales para esos acoples (mostrados en las figuras 1 y 3). El larguero puede tener cualquier número de regiones de relanzamiento para acomodar el accionador, el acople u otros diseños de dimensionamiento de hardware, mientras se mantiene una longitud de acordamiento total deseada de las superficies de control de acoplamiento.The first relaunch, the second region 52 of the crossbar, is shown in detail in Figure 2C. As best seen in Figure 2C, the profile of the flange 28 (and the flange 30 hidden in the view of Figure 2C) can be modified to provide an additional length of agreement for structural improvement or to provide coverage for the couplings. For the embodiment shown, the flange 28 is expanded, to establish an expanded profile, between the second and third inflection points 42, 46 forming the second increment 44 of the relaunch forming the second region 52 with the expansion partially extending in increments 40, 48 first and third near points 42 and 46 of second and third inflection. The extended expansion areas 60a, 60b and 60c at the locations of the couplings 26d, 26f and 26h meet the structural requirements for those couplings (shown in Figures 1 and 3). The stringer can have any number of re-launch regions to accommodate the actuator, the coupling or other hardware sizing designs, while maintaining a desired total agreed length of the coupling control surfaces.

El segundo relanzamiento, la cuarta región 58 del larguero, se muestra en detalle en la figura 2D. Al igual que en el primer relanzamiento, la brida 28 (y la brida 30 oculta en la vista de la figura 2D) se expande, para establecer un perfil expandido. Sin embargo, la expansión cubre toda la cuarta región 58 del relanzamiento con la expansión que se extiende parcialmente hacia la tercera región 54 próxima al cuarto punto 56 de inflexión. La expansión de la brida 28 sobre la cuarta región 58 como porción 62 de brida proporciona capacidad estructural adicional para el extremo superior del timón 10 para acomodar los acoples 26k y 261, así como la estructura 19 de tapa superior (vista en las figuras 1 y 3). La expansión de la brida 28, o brida 30, puede ocurrir en cualquier ubicación a lo largo del larguero para acomodar el accionador, el acople u otros diseños de dimensionamiento de hardware mientras se mantiene una longitud de acordamiento total deseada de las superficies de control de acoplamiento.The second relaunch, the fourth region 58 of the crossbar, is shown in detail in Figure 2D. As in the first relaunch, the flange 28 (and the flange 30 hidden in the view of Figure 2D) is expanded, to establish an expanded profile. However, the expansion covers the entire fourth region 58 of the relaunch with the expansion that extends partially towards the third region 54 near the fourth turning point 56. The expansion of the flange 28 over the fourth region 58 as flange portion 62 provides additional structural capacity for the upper end of the rudder 10 to accommodate the couplings 26k and 261, as well as the upper cover structure 19 (seen in Figures 1 and 3). Expansion of flange 28, or flange 30, can occur at any location along the crossbar to accommodate the actuator, coupling or other hardware sizing designs while maintaining a desired total agreed length of the control surfaces of coupling

La figura. 3 muestra las ubicaciones interrelacionadas del larguero 16, los acoples 26a-261 y las nervaduras 14a-14f en el timón. Cada una de las nervaduras 14a-14f se coloca adyacente a un punto de inflexión, o punto de ruptura, en la banda 32 del larguero que delimita las regiones del larguero que proporciona relanzamientos. Los acoples 26b, 26d, 26f, 26h, 26j y 26k están posicionados para corresponder directamente con una de las nervaduras asociadas. La nervadura combinada y el acople de unión en los puntos de inflexión adyacentes mejoran la capacidad estructural de los relanzamientos en el larguero. Como se ve en las figuras 4A y 4B, como ejemplo de las nervaduras en el tercer incremento 44, la nervadura 14d proporciona soporte para el perfil de cuerda mientras se emplea una tapa 64 delantera para soportar la banda 32 del larguero en el cuarto punto 46 de inflexión. El acople 26h incorpora una superficie 66 de popa que tiene un ángulo de ruptura correspondiente al ángulo de flexión de la banda en el cuarto punto 46 de inflexión, soportando así la banda 32 en el punto de inflexión al soportar la banda entre la superficie 66 de popa y la tapa 64 delantera de la nervadura 14d. Como se señaló anteriormente, el tamaño y la función del acople 26h y sus componentes interrelacionados asociados establecieron la necesidad inicial del relanzamiento, proporcionando un espacio de acordamiento adicional para el accionador mientras se mantiene el larguero 16 más cerca de la línea de bisagra uniendo el timón a la cola vertical. Una configuración similar está presente en la nervadura 14b con el acople 26d en el segundo punto 42 de inflexión que inicia el tercer incremento 44 del larguero que forma la porción de popa del relanzamiento. Los acoples 26d y 26h son más largos en la dirección del acordamiento que, por ejemplo, el acople 26b, para colocar el acople de bisagra de orificio pasante en la línea de bisagra. Una estructura similar que incorpora la realización descrita puede emplearse en un elevador.The figure. 3 shows the interrelated locations of the beam 16, the couplings 26a-261 and the ribs 14a-14f at the helm. Each of the ribs 14a-14f is placed adjacent to an inflection point, or breaking point, in the band 32 of the stringer that delimits the regions of the stringer that provides relays. The couplings 26b, 26d, 26f, 26h, 26j and 26k are positioned to correspond directly with one of the associated ribs. The combined rib and the coupling coupling at the adjacent inflection points improve the structural capacity of the relays in the crossbar. As seen in Figures 4A and 4B, as an example of the ribs in the third increment 44, the rib 14d provides support for the rope profile while a front cover 64 is used to support the stringer band 32 at the fourth point 46 of inflection. The coupling 26h incorporates a stern surface 66 having an angle of rupture corresponding to the angle of flexion of the band at the fourth inflection point 46, thus supporting the band 32 at the inflection point by supporting the band between the surface 66 of stern and front cover 64 of the rib 14d. As noted above, the size and function of the coupling 26h and its associated interrelated components established the initial need for re-launching, providing an additional agreed space for the actuator while maintaining the stringer 16 closer to the hinge line joining the rudder. to the vertical tail. A similar configuration is present in the rib 14b with the coupling 26d at the second inflection point 42 that initiates the third increment 44 of the crossbar that forms the aft portion of the relaunch. The couplings 26d and 26h are longer in the direction of the agreement than, for example, the coupling 26b, to place the through hole hinge coupling in the hinge line. A similar structure incorporating the described embodiment can be used in an elevator.

Una realización intercambiable proporciona un acople 26a-26k acoplado a la banda 32 sin una nervadura 14a-14f intercalando la banda 32, o alternativamente, una nervadura 14a-14f acoplada a la banda 32 sin un acople 26a-26k intercalando la banda 32, cada uno de los cuales soporta estructuralmente una curva en el larguero 16.An interchangeable embodiment provides a coupling 26a-26k coupled to the band 32 without a rib 14a-14f interleaving the band 32, or alternatively, a rib 14a-14f coupled to the band 32 without an coupling 26a-26k interleaving the band 32, each one of which structurally supports a curve in the crossbar 16.

De forma similar a la mostrada en las figuras 5A y 5B, la nervadura 14a y el acople 26b se acoplan a la banda 32 en el primer punto 38 de inflexión. La nervadura 14a incorpora una placa 68 de ángulo delantero que se acopla a la banda 32 adyacente al punto de inflexión y el acople 26b incluye una superficie 70 de popa con un ángulo de ruptura correspondiente hasta el ángulo de curvatura de la banda en el primer punto 38 de inflexión, soportando así la banda 32 en el punto de inflexión intercalando la banda entre la superficie 70 de popa y la placa 68 de ángulo delantero de la nervadura 14a. Esta configuración mejora la estructura al inicio del relanzamiento en el punto 38 de inflexión. Una configuración similar está presente en la nervadura 14e con el acople 26j para el punto de inflexión final del primer relanzamiento.Similar to that shown in Figures 5A and 5B, the rib 14a and the coupling 26b are coupled to the band 32 at the first inflection point 38. The rib 14a incorporates a front angle plate 68 that engages the band 32 adjacent to the inflection point and the coupling 26b includes a stern surface 70 with a corresponding breaking angle up to the angle of curvature of the band at the first point 38 of inflection, thus supporting the band 32 at the inflection point by interleaving the band between the stern surface 70 and the front angle plate 68 of the rib 14a. This configuration improves the structure at the start of the relaunch at the turning point 38. A similar configuration is present in the rib 14e with the coupling 26j for the final inflection point of the first relaunch.

La realización descrita para un larguero de relanzamiento permite la integración de acoples u otros requisitos estructurales que de otro modo requerirían la reubicación del larguero u otra modificación estructural. Un método para la implementación de un larguero de relanzamiento se muestra en la figura 6 donde se establece una determinación de los requisitos de longitud de acordamiento adicionales para los acoples del accionador u otros requisitos estructurales u operacionales, paso 602. Se establece un relanzamiento de larguero que proporciona un desplazamiento correspondiente a la longitud de acordamiento adicional requerido, paso 604 y un perfil de banda con los puntos de inflexión apropiados se establece, paso 606. Los acoples y/o las nervaduras se ubican adyacentes a los puntos de inflexión para soportar el perfil de la banda de relanzamiento, paso 608, con la banda apoyada entre una superficie de popa del acople y una tapa o placa estructural en la nervadura. Las bridas en el larguero se expanden en la región de la banda de relanzamiento, paso 610, para establecer un perfil expandido para la mejora estructural. The described embodiment for a re-launching beam allows the integration of couplings or other structural requirements that would otherwise require relocation of the crossbar or other structural modification. A method for the implementation of a relaunching beam is shown in Figure 6 where a determination of the additional agreed length requirements for actuator couplings or other structural or operational requirements is established, step 602. A crossbar rolling is established. which provides a displacement corresponding to the required additional chord length, step 604 and a band profile with the appropriate inflection points is established, step 606. The couplings and / or the ribs are located adjacent to the inflection points to support the profile of the relaunching band, step 608, with the band resting between an aft surface of the coupling and a structural cover or plate in the rib. The flanges on the crossbar expand in the region of the relaunching band, step 610, to establish an expanded profile for structural improvement.

Los ejemplos de la divulgación se pueden describir en el contexto de un método 700 de manufacturación y servicio de aeronave como se muestra en la figura 7 y una aeronave 802 como se muestra en la figura 8. Durante la preproducción, el método 700 de ejemplo puede incluir la especificación y el diseño 704 de la aeronave 702 y la adquisición 706 de materiales. Durante la producción, la manufacturación 708 de componentes y subconjuntos y la integración del sistema 710 de la aeronave 802 tienen lugar. A partir de entonces, la aeronave 802 puede pasar por la certificación y entrega 712 para ser puesta en servicio 714. Mientras está en servicio por un cliente, la aeronave 802 está programada para el mantenimiento de rutina y el servicio 716 (que también puede incluir modificación, reconfiguración, remodelación, y así sucesivamente).Examples of the disclosure can be described in the context of an aircraft manufacturing and service method 700 as shown in Figure 7 and an 802 aircraft as shown in Figure 8. During preproduction, Example method 700 may include the specification and design 704 of the aircraft 702 and the acquisition 706 of materials. During production, manufacturing 708 of components and subassemblies and the integration of the 710 system of the 802 aircraft take place. Thereafter, the 802 aircraft can go through 712 certification and delivery to be put into service 714. While in service by a customer, the 802 aircraft is scheduled for routine maintenance and 716 service (which may also include modification, reconfiguration, remodeling, and so on).

Cada uno de los procesos del método 700 puede ser realizado o llevado a cabo por un integrador de sistemas, un tercero y/o un operador (por ejemplo, un cliente). Para los propósitos de esta descripción, un integrador de sistemas puede incluir, sin limitación, cualquier número de manufacturantes de aeronaves y subcontratistas de sistemas principales; un tercero puede incluir, sin limitación, cualquier número de proveedores, subcontratistas y proveedores; y un operador puede ser una aerolínea, una compañía de arrendamiento, una entidad militar, una organización de servicio, y así sucesivamente.Each of the processes of method 700 can be performed or carried out by a systems integrator, a third party and / or an operator (for example, a customer). For the purposes of this description, a systems integrator may include, without limitation, any number of aircraft manufacturers and subcontractors of main systems; a third party may include, without limitation, any number of suppliers, subcontractors and suppliers; And an operator can be an airline, a leasing company, a military entity, a service organization, and so on.

Como se muestra en la figura 8, la aeronave 802 producida por el método 700 de ejemplo puede incluir un fuselaje 818 con una pluralidad de sistemas 820 y un interior 822. Ejemplos de sistemas 820 de alto nivel incluyen uno o más de un sistema 824 de propulsión, un sistema 826 eléctrico, un sistema 826 hidráulico y un sistema 830 ambiental. Se puede incluir cualquier número de otros sistemas.As shown in Figure 8, the aircraft 802 produced by the example method 700 may include a fuselage 818 with a plurality of systems 820 and an interior 822. Examples of high-level systems 820 include one or more of a system 824 of propulsion, an electric 826 system, a hydraulic 826 system and an environmental 830 system. Any number of other systems can be included.

El aparato y los métodos incorporados en el presente documento pueden emplearse durante una o más de las etapas del método 700 de producción y servicio. Por ejemplo, los componentes o subconjuntos correspondientes al proceso 708 de producción se pueden fabricar o manufacturar de una manera similar a los componentes o subconjuntos producidos mientras la aeronave 802 está en servicio. Además, se pueden utilizar uno o más aspectos del aparato, método o una combinación de los mismos durante las etapas 708 y 710 de producción, por ejemplo, acelerando sustancialmente el ensamblaje de o reduciendo el coste de una aeronave 802. De manera similar, uno o más de las realizaciones de aparatos, realizaciones de métodos o una combinación de los mismos pueden utilizarse mientras la aeronave 802 está en servicio, por ejemplo y sin limitación, para el mantenimiento y servicio 716.The apparatus and methods incorporated herein can be used during one or more of the steps of method 700 of production and service. For example, the components or subsets corresponding to the production process 708 may be manufactured or manufactured in a manner similar to the components or subsets produced while the aircraft 802 is in service. In addition, one or more aspects of the apparatus, method or a combination thereof may be used during production steps 708 and 710, for example, substantially accelerating the assembly of or reducing the cost of an 802 aircraft. Similarly, one or more of the apparatus embodiments, method embodiments or a combination thereof may be used while the aircraft 802 is in service, for example and without limitation, for maintenance and service 716.

Los ejemplos descritos en este documento proporcionan una estructura para superficies de control de aeronaves, tales como timones y elevadores. Una aeronsve 802 que emplea las realizaciones proporciona una operación mejorada al permitir el espacio de acordamiento adicional para los accionadores u otros requisitos mientras se mantiene el larguero 16 más cerca de la línea de bisagra que une la superficie de control, el timón o el elevador en las realizaciones descritas, al estabilizador vertical u horizontal asociado. En el funcionamiento de la aeronave, se acciona un accionador de línea de bisagra para el movimiento de una superficie de control en la que la superficie de control incorpora un larguero que tiene una banda con al menos una flexión de relanzamiento en los puntos de inflexión para proporcionar una región que tiene un desplazamiento adicional de acordamiento desde un borde delantero de la superficie de control para acomodar el accionador de línea de bisagra como se define para las realizaciones descritas actualmente. El movimiento de la superficie de control se emplea para el control aerodinámico mediante la inducción de viraje o inclinación para las realizaciones descritas de un timón o elevador. The examples described in this document provide a structure for aircraft control surfaces, such as rudders and elevators. An aeronsve 802 that employs the embodiments provides an improved operation by allowing additional accordion space for the actuators or other requirements while keeping the beam 16 closer to the hinge line that joins the control surface, the rudder or the elevator in the described embodiments, to the associated vertical or horizontal stabilizer. In the operation of the aircraft, a hinge line actuator is actuated for the movement of a control surface in which the control surface incorporates a stringer having a band with at least one re-flexion flexion at the inflection points for providing a region that has an additional chord offset from a leading edge of the control surface to accommodate the hinge line actuator as defined for the embodiments currently described. The movement of the control surface is used for aerodynamic control by induction of turn or tilt for the described embodiments of a rudder or elevator.

Claims

1. An aerodynamic control surface comprising:

a stringer (16) extending from an end plate (18) to a cover structure (19), a band (32) of said stringer extending from the end plate through a first region (34) and that it has a bent relaunch at the inflection points to provide a second region (52) that has an additional chord offset from a leading edge;

at least one of a plurality of couplings (26a-261) or a plurality of ribs (14a-14f) located substantially adjacent to each inflection point, said band supporting adjacent associated couplings or ribs.

2. The aerodynamic control surface as defined in claim 1 wherein the crossbar is substantially a "C" section.

3. The aerodynamic control surface as defined in claim 2, wherein the beam incorporates an upper flange (28), a lower flange (30) and said band extends between the upper and lower flanges.

4. The aerodynamic control surface as defined in claim 3, wherein a profile of at least one of said upper and lower flanges expands in the second region.

5. The aerodynamic control surface as defined in claim 1 wherein at least one of said couplings has a stern surface (66, 70) having an angle of rupture corresponding to the angle of flexion of the band at a point of associated inflection, thus abutting the band at the inflection point by inserting the band between the stern surface and a front cover (64, 68) of the associated rib.

6. The aerodynamic control surface as defined in claim 1, wherein said band further incorporates a second relaunch, and wherein the second region incorporates a first inflection point that bends the band backward, a second inflection point which bends the band substantially parallel to the leading edge, a third inflection point that bends the band forward and a fourth inflection point that bends the band substantially parallel to the leading edge and in which the second relaunch extends from a fifth point of inflection that bends the band towards the stern, said stringer is interconnected with the structure of the outer cover of the fifth inflection point.

7. The aerodynamic control surface as defined in claim 6, wherein at least one of the upper and lower flanges has an expanded external profile of the fourth inflection point.

8. A method of operating an aircraft comprising:

actuating a hinge line actuator for the movement of a control surface, said control surface incorporating a stringer having a band with at least one backward flexion at the inflection points to provide a region with an additional displacement of the chord from a leading edge of the control surface to accommodate the hinge line actuator; Y,

use the movement of the control surface for aerodynamic control.

9. The method as defined in claim 8, wherein the control surface is at least one of a rudder or an elevator and the step of employing the movement comprises the induction or inclination turn for aerodynamic control.

10. The method as defined in any one of claims 8 or 9 wherein the beam extends along at least a portion of the control surface in one direction; Y

wherein the stringer includes the plurality of curves along the direction of extension along the control surface.